大型火箭發射噴水降噪技術研究進展

陳勁松，曾玲芳，平仕良，范 虹，崔 瀏

（北京航天發射技術研究所，北京，100076）

0 引言

以捆綁式運載火箭為代表的大型火箭發射噪聲測試表明：發射中心半徑50 m范圍內噴流噪聲聲壓等級不低于130 dB（參考聲壓2×10-5Pa，下同），半徑10 m范圍內噴流噪聲聲壓等級不低于170 dB。大型火箭發射如此強的噴流噪聲將對箭上及發射系統薄弱結構件、聲敏電器元器件產生破壞性影響，對發射場周圍環境、試驗人員也會造成傷害。大型火箭發射噴流噪聲控制一直是火箭技術人員關注并致力解決的問題。目前，美國的噴水降噪技術已經在世界范圍內推廣開來，中國新型運載火箭自2008年開始應用噴水降噪技術[1]。本文綜合研究實踐及調研情況，總結大型火箭發射噴水降噪技術并研究具體進展。

1 噴水降噪技術發展總體歷程及動態

噴水降噪技術最早應用于噴氣飛機發動機噴流噪聲控制領域，該項工作主要由美國蘭利試驗中心在20世紀50年代末開展[2]。美國在20世紀60年代初將該項技術應用于運載火箭發射噴水降溫降噪領域，主要在導流設施出入口處設置噴水系統[3]。20世紀70年代初，蘇聯開始研究利用噴水降溫降噪技術手段，降低運載火箭發射噴流噪聲、防護發射設備及發射設施。20世紀70年代末至80年代初，美國、蘇聯、中國幾乎同時將該技術應用于戰略導彈武器系統[4]，開發了燃氣-蒸汽式冷彈射系統。20世紀80年代，美國進一步改進、開發了系列運載火箭、航天飛機發射噴水降噪技術。航天飛機也是一種特殊的大型火箭，其發射噴水降噪技術試驗如圖1所示。

圖1 航天飛機發射噴水降噪技術試驗照片Fig.1 The Test Photo of Water Suppresion Technogy for Space Shuttle Launch Noise

美國20世紀80年代開發的運載火箭、航天飛機的發射噴水降噪技術方案已由當初集中于導流槽附近單級噴水發展至兩級噴水，分別設置于導流槽附近及發射平臺附近，噴水降噪系統關鍵技術參數之一為發射噴水流量均增加很多，例如，根據美國航空航天局（NASA）官網公布的資料，航天飛機發射噴水流量峰值超過150 t/s。

20世紀90年代中后期，歐洲航天局（ESA）借鑒美國大型火箭發射噴水降噪技術，開發了阿里安5（Ariane 5）運載火箭發射噴水降噪技術[5]。根據歐洲航天局官網公布的資料，阿里安5運載火箭起飛噸位不及航天飛機起飛噸位一半，噴水流量峰值也已經超過30 t/s。根據NASA最新公布的美國重型運載火箭發射噴水降噪技術資料，發射噴水流量峰值超過200 t/s，發射噴水有效耗水總量超過2200 t，采用較大流量噴水是有效抑制發射噴流強噪聲的有效措施，也是發展方向。

與航天飛機發射噴水降噪技術一樣，阿里安5運載火箭發射過程依據發動機點火時序以及火箭起飛彈道，采用自動噴水方式，發射過程自動噴水資料照片如圖2～4所示。

圖2 阿里安5發射3s時刻資料照片Fig.2 The Test Photo after Ariane 5 Launched 3s

圖3 阿里安5發射6s時刻資料照片Fig.3 The Test Photo after Ariane 5 Launched 6s

圖4 阿里安5發射9s時刻資料照片Fig.4 The Test Photo after Ariane 5 Launched 9s

阿里安5運載火箭發射采用四級噴水方式[5,6]：一級噴水裝置位于發射平臺臺面導流孔附近；二級噴水裝置與三級噴水裝置分置發射平臺兩側，高度上相對錯位；四級噴水裝置位于靠近發射平臺的導流槽口附近。圖2～4顯示，四級噴水裝置啟動很早，在燃氣流未到達之前即已啟動，而二級噴水裝置與三級噴水裝置在阿里安5運載火箭起飛后開始工作，但出水時火箭均未起飛到該級噴水裝置高度，噴水閥門動作單元快速且可靠起到了很關鍵的作用。

21世紀以后，中國和印度開始在運載火箭發射試驗中采用噴水降噪技術，這些噴水降噪技術研發充分借鑒了歐美大型火箭發射噴水降噪技術研制經驗，也是立足分級組合、大流量、自動噴水降噪技術方案。以中國新型運載火箭噴水降噪技術為例，其噴水降噪系統采用兩級噴水技術方案：一級噴水裝置位于發射平臺上，二級噴水裝置位于發射平臺兩側，二級噴水裝置工作時資料照片，如圖5所示。

圖5 新型運載火箭噴水降噪系統二級噴水資料照片Fig.5 The 2nd Spraying Test Photo of Water Supression System for the New Generation Launch Vehicle

美國近些年開發的獵鷹重型運載火箭噴水降噪系統則在時序控制自動噴水技術方面進一步開展了相關研究，實現了運載火箭起飛達到二級噴水裝置的噴嘴高度時噴水水幕同步抵達高溫燃氣流區域的效果，獵鷹重型運載火箭發射試驗資料照片如圖6所示。

圖6 獵鷹重型運載火箭發射試驗資料照片Fig.6 The Launching Test Photo of Falcon Heavy

由圖2～6可見，中國內外運載火箭發射平臺兩側均設置離臺一定高度的高位噴水裝置，主要作用是形成水幕，攔截運載火箭起飛后經發射臺面及其附屬設備復雜結構擾動、反射的強噴流噪聲。這些高位噴水裝置各具特色，分別適應各自型號運載發射過程獨特的擾動、反射強噴流噪聲抑制需求。

大型火箭發射噴水降噪技術并不局限于分級組合、大流量、高位自動噴水等具體技術形式，中國、美國重型運載火箭發射系統正在持續研發噴水降噪技術，大型火箭新型噴水降噪技術值得期待。

2 噴水降噪技術機理綜合研究

工程上能夠應用大型火箭發射噴水降噪技術，很大程度上得益于噴水降噪機理綜合研究[7]。噴水降噪機理綜合研究分試驗研究和理論研究兩個方面。

2.1 試驗研究

美國哥達德飛行中心20世紀60年代開發的模擬噴流噪聲環境試驗系統中，將高壓空氣氣罐串并聯作為氣源條件，噴流試驗前將氣源氣體排入另一氣罐進行加熱，試驗時利用加熱空氣模擬燃氣噴流介質[8]。哥達德飛行中心噴流噪聲試驗系統資料照片如圖7所示。

圖7 哥達德飛行中心噴流噪聲系統資料照片Fig.7 Jet Noise Test System Photo of GoodardSpace Flight Center

加熱空氣模擬噴流試驗系統可重復便捷使用，也是噴流噪聲原理性試驗或先導性試驗經常依據的基本條件。在加熱空氣條件的噴流噪聲或噴水降噪模擬試驗開展比較充分的前提下，這些模擬試驗即轉入模擬火箭推進劑條件的小尺度實物試驗階段，以識別加熱空氣條件的噴流噪聲或噴水降噪模擬試驗不足及潛在風險，搭建起模擬試驗演繹發射試驗的相關性橋梁，指導實際噴水降噪技術方案改進及優化?；趯嶋H發射技術條件特別是發射系統、箭體結構氣動外形條件按線性比例縮比的小尺度噴流試驗稱之為噴流縮比試驗。轉入模擬火箭推進劑條件的小尺度實物試驗階段后，國內外噴流噪聲研究更多依靠的是噴流縮比試驗。

美國肯尼迪航天中心幾十年來一直在持續推進與噴流噪聲機理及噴水降噪效果相關的噴流縮比試驗研究，開發了系列噴流縮比試驗系統[9]，一種動態噴流縮比試驗系統資料照片如圖8、圖9所示。圖8、圖9所示噴流試驗系統采用模擬箭體運動方案，說明肯尼迪航天中心在開展噴流噪聲研究過程中，考慮了噴流噪聲受火箭起飛高度瞬態變化帶來的非定常效應；而導流槽幾何外形參照實際方案線性縮比，說明噴流縮比試驗充分考慮了發射噴流噪聲受發射系統結構擾動效應。這兩方面經驗在后續其它噴流縮比試驗中均得到了很好借鑒。

圖8 肯尼迪航天中心噴流縮比試驗系統照片Fig.8 The Scaled Jet Test System Photo of Kennedy Space Center

圖9 噴流縮比試驗系統局部放大照片Fig.9 PartionalEnlargedPhotooftheScaledJetTestSystem

阿里安5噴水降噪試驗由法國航空航天研究院（ONERA）組織開展，啟動于20世紀80年代，也是先開展空氣介質的噴流原理性試驗，后針對阿里安5具體發射技術條件開展了噴流縮比試驗。ONERA研制的比例為1∶47的半模型噴流縮比試驗系統位于普瓦捷的馬泰爾試驗室[5,6]，該試驗室及噴流縮比試驗系統資料照片如圖10、圖11所示。圖11所示噴流縮比試驗系統依據阿里安5發射系統及箭體實物半模型條件線性縮比研制。后續進一步開發了比例為1∶20全模型試驗系統[10]，如圖12所示。

圖10 馬泰爾噴流噪聲試驗室外觀Fig.10 The Apperance of MARTEL Jet Noise Laboratory

圖11 噴流縮比試驗系統資料Fig.11 The Scaled Jet Test System Photo

圖12 全模型發射噴水降噪模擬試驗Fig.12 The Full Model Test for Water Suppression on Jet Nosie

上述半模型熱態噴流試驗-全模型熱態噴流試驗縮比比例并不一致，既做到互相校驗、修正，又做到逐步與工程技術融合，確保噴水技術開發與研究各環節有序，也有依據。中國新型運載火箭發射噴水降噪技術試驗研究也分步開發了專用噴流試驗系統[11]。

國內外利用噴流縮比試驗系統研究噴流噪聲機理及噴水降噪效果需要依托一定的相似理論，具體開展過程中需要依據相似理論控制關鍵相似參數，研究人員為此持續開展了相關研究[12]。本文立足控制流場相似性達到控制噴流噪聲場相似的目的，提出了噴流噪聲試驗關鍵相似參數及控制方法[13]，如表1所示。

表1 噴流噪聲縮比試驗關鍵相似參數及控制方法Tab.1 Key Similarity Parameters and Control Methods for Scaled Jet Noise Test

表1中參數量綱按國際單位制計及（文章下同）。表1所示噴流噪聲試驗關鍵相似參數及控制方法實際上沿用了燃氣流場相似性控制參數及方法，目前已經噴流縮比試驗和發射試驗驗證，噪聲聲壓級（Sound Pressure Level）與時間關系如圖13所示。

圖13 噴流縮比試驗與發射試驗噪聲對比曲線Fig.13 The Contrast Noise Curve between the Scaled Jet Test and Launch Test

由圖13可知，發射試驗與噴流縮比試驗噪聲聲壓級曲線變化規律總體相似，但也存在細節上的差異，主要是噴流縮比試驗噪聲聲壓級曲線總體波動平緩，主要原因在模擬發動機建壓過程相對平緩所致。

基于上述成本可控的小尺度噴流試驗，國內外在噴流噪聲機理、噴水降噪機理及噴水降噪效果方面取得了比較豐碩的試驗研究成果。

以噴流噪聲產生機理為例，試驗研究總結噴流噪聲產生主要由發動機開啟形成的沖擊波推進、噴流激波嘯叫、湍流脈動及馬赫波輻射四方面原因造成[14]；以噪聲傳播機理為例，試驗總結分析認為火箭發動機工作條件下，從燃氣流勢流核末端開始產生的噪聲能量占據了噪聲總能量的主要部分。

噴水降噪機理方面，相關試驗總結分析認為[14,15]：首先，水噴入燃氣射流湍流混合邊界層，通過動量交換降低了湍流橫向輸運強度與剪切強度，降低了湍流脈動造成的噪聲；其次，水噴入燃氣流以后，通過能量、動量交換，降低了局部高溫燃氣溫度與速度，降低了氣流噪聲轉換效率與聲能；再次，水噴入燃氣射流后，霧化水、汽化水、液態水與燃氣充分混合，形成特殊的混合層結構，改變或發散了噪聲傳播途徑，使得馬赫波傳播方向燃氣射流軸線靠近，減小了馬赫波傳播范圍；最后，冷水噴入燃氣射流，由于能量、動量、質量滲混，局部改變了燃氣射流傳播軌跡與波系結構，從而改變了噪聲形成機理。

噴水降噪效果方面，試驗研究認為噴水條件下噴水取得的降噪效果十分突出。以歐洲阿里安5運載火箭為例，阿里安5運載火箭研制初期降噪幅度即已達到不低于5 dB的效果[6]。得益于建立豐富的噴水與不噴水狀態的噴流縮比試驗參照模型，及時改進了導流槽結構匹配方案，阿里安5運載火箭降噪幅度后續達到不低于10 dB的效果[5]。試驗進一步顯示噴水具有寬頻降噪的特點[11,16]，如圖14所示。

圖14 噴水與否噪聲頻譜曲線對比Fig.14 The Contrast Noise Frequency Curve while Water Spray or Not

關于噴水技術方案對噴水降噪效果的影響，試驗研究認為噴水流量、噴水速度、噴水角度、噴水介入位置、噴水介入時序對噴水降噪效果影響均比較顯著，其中，噴水流量是試驗影響比較顯著的關鍵參數[7]。

2.2 理論評估研究

早期噴流噪聲理論研究基礎十分薄弱，主要依托實物試驗研究噴流噪聲機理、噴流噪聲規律，提煉噴流噪聲工程預示方法。

在亞聲速噴流噪聲試驗中，萊特希爾（Lighthill）綜合試驗研究及初步理論分析確定噪聲總聲功率與噴流速度關系為

式中 WA為噪聲總聲功率；K為聲常數；ρj為氣流密度，Vj為氣流速度；S為噴口截面面積；ρ0為環境氣流密度；V0為環境氣流速度。

蘇士蘭德（Sutherland）[17]、普勞金[18]（Plotkin）基于大型火箭發射試驗及小尺度噴流試驗，進一步統計提煉超聲速噴流噪聲總聲功率與發動機總功率之間存在一定比例關系，最終也轉換為與噴流速度關系：

式中 WM為火箭發動機總功率； η為聲效率系數。

南格曼蘇（Nagamatsu）、豪威（Horway）[19]等人統計火箭發射試驗及試驗噪聲測試結果，確定式（2）中聲效系數大致為

對比式（1）、式（2）可以看出，大型火箭及超聲速噴流試驗中，噴流噪聲總聲功率與噴流速度由亞聲速的8次方比例關系修正為3次方比例關系。

普勞金（Plotkin）、艾爾德瑞德（Eldred）[20]、凡涅爾（Vanier）[10]等人基于系統的小尺度噴流試驗總結提煉了自由噴流噪聲聲源理論預示模型，如圖15所示。

圖15 自由噴流噪聲理論預示模型Fig.15 The Thoretical Prediction Model of Free Jet Noise

噴流勢核長度、最強噪聲源位置、噪聲聲源長度基于試驗統計為

式中Me為噴口有效馬赫數。

堪德拉（Kandular）、譚姆（Tam）等人基于系統的噴流噪聲試驗結果后續進一步發展了自由噴流噪聲外場聲傳播預示方法，可以據此確定自由噴流場聲源外任意空間位置噪聲功率級、聲壓級。

近十年來，采用數值模擬方法精細化預示噴流噪聲取得一定進展，其中有限體積法瞬態燃氣流場數值模擬與有限元法聲傳播數值模擬結合方法在噴流噪聲精細化預示方面取得了一些成果。圖16為自由噴流噪聲場的數值模擬，圖中橢圓型內部區域為流場壓力云圖，外部為噪聲聲壓級云圖。

圖16 自由噴流噪聲場數值模擬Fig.16 The Simulation Exmaple of Free Jet Noise Field

噴水降噪技術條件下的噴流噪聲場精細化數值模擬研究目前文獻很少，主要受限噴水多相燃氣流數值模擬以及水汽混合條件下聲傳播數值模擬方法不成熟因素限制，很多研究基礎相對薄弱，噴水降噪效果評估目前還需要倚重試驗研究。

針對單級噴水、單噴管火箭自由噴流狀態，堪德拉（Kandular）在上述自由噴流噪聲預示基礎上進一步提出了噴水降噪效果的工程預示模型[21]如圖17所示。

圖17 噴水降噪效果工程預示模型Fig.17 The Thoretical Prediction Model for Water Suppression Effects on Jet Noise

基于圖17所示工程預示模型，堪德拉（Kandular）得到了噴水降溫幅度及動量降低幅度，再結合自由噴流噪聲聲傳播預示方法，即得到噴水條件下噪聲聲壓級降低幅度，進而根據噴水流量對降低幅度影響計算結果繪制流量比與降噪幅度關系曲線，如圖18所示。

圖18 噴水流量對降噪幅度的影響Fig.18 The Suppression Amplitude about Spraying Flux on Jet Noise

圖18 中wm˙及j1m˙分別代表噴水流量及發動機燃氣排量；MJ為噴口燃氣馬赫數，MJ=1.45；Ttj為噴口燃氣溫度，Ttj=867 K；Rej為噴口燃氣雷諾數，Rej=1.3×106。圖18所示堪德拉理論研究結果及勞熱姆（Norum）試驗測試結果顯示流量增加對噴水降噪效果有利。試驗研究結果顯示隨著水量進一步增加，噴水降噪幅度還有進一步提升空間[22]，見圖19。

圖19中Qwnr為噴水流量與燃氣流排量的比例，?SPL為噪聲聲壓級下降幅度；Lnry為測點離噴口中心無量綱高度，它是實際高度相對噴口直徑的比值；Lnry為負值表示測點位于噴口下方。

圖19 噴水流量對噴水降噪幅度影響試驗測試對比Fig.19 The Test Contrast of Suppression Amplitude about Spraying Flux on Jet Noise

3 結論

a）大型火箭發射噴水降噪技術在推廣應用過程中，充分結合大型火箭發射技術特點，存在分級組合噴水、高位自動化按序噴水以及大流量噴水的技術發展趨勢。

b）國內外大型火箭發射噴水降噪技術機理及效果研究主要依托系統的小尺度試驗結果。系統的小尺度試驗結果由加熱空氣介質的小尺度試驗、模擬推進劑介質半模型噴流縮比試驗及全模型噴流縮比試驗逐步推進得到。噴流縮比試驗發展了各具特色的噴流縮比試驗相似參數及其控制方法。

c）國內外大型火箭發射噴水降噪技術理論研究主要圍繞噴流噪聲預示展開，早期立足豐富的試驗結果提煉了自由噴流條件的噴流噪聲工程預示方法及噴水降噪效果評估方法，近些年開始發展數值模擬方法，但復雜發射技術條件的噴流噪聲及噴水降噪效果精細化預示尚需一定的研究歷程。